Лабораторная работа №1. Расчет геометрических характеристик модели самолета

Цель работы: проведение замеров и расчетов геометрических характеристик одной из моделей самолета (по указанию преподаватели).

1. Порядок выполнения работы

Ознакомиться с номенклатурой основных определений геометрических характеристик летательного аппарата (ЛА).

Классифицировать данную модель самолета

Произвести необходимые замеры геометрических характеристик модели ЛА.

Занести полученные значения в таблицы.

Изобразить эскиз модели ЛА с полученными геометрическими характеристиками.

2. Общие сведения

Для определения аэродинамических характеристик (АДХ) реальная геометрия ЛА заменяется расчетной (упрощенной) схемой. В схеме выделяют основные элементы конструкции ЛА: крыло, корпус (фюзеляж), оперение, мотогондолы и т. п. В ряде случаев производятся дальнейшие упрощения: заменяют крыло с криволинейными кромками на крыло с прямолинейные кромками той же площади или фюзеляж некруглого сечения приводят к телу вращения и т. д. Рассмотрим основные геометрические параметры, необходимые для аэродинамического расчета.

2.1. Геометрические характеристики несущих поверхностей

К несущим поверхностям относятся крыло и горизонтальное оперение. Рассмотрим геометрические характеристики (ГХ) крыла. При расположении крыла на корпусе (фюзеляже) необходимо различать геометрию крыла с подфюзеляжной частью и крыла, составленного из консолей (рис. 1а). Величины, относящиеся к крылу, составленному из консолей, обозначаются индексом к, а к крылу с подфюзеляжной частью – кр.

Геометрия крыла определяется формой в плане и формой поперечного сечения (профилем). Основными размерными параметрами крыла являются: размах бортовая хорда b_б, концевая хорда b₁, угол стреловидности χ, площадь крыла в плане S_к. К безразмерным параметрам относятся: удлинение λ_к ( ), сужение η_к ( ), относительная толщина профиля , число консолей n_к. Для крыла с трапециевидными консолями

,

Если задан угол стреловидности по передней кромке χ₀, то угол стреловидности χ_m по линии m ( ) будет равен

.

Средняя аэродинамическая хорда b_сах и ее положение относительно бортовой хорды z_а определяются по формулам (для крыла с трапецие­видными консолями):

, .

Середина b_сах совпадает с центром тяжести площади крыла в плане. Аналогично определяются ГХ оперения.

2.2. Геометрические характеристики фюзеляжа

Будем считать, что фюзеляж ЛА приведен к эквивалентному телу вращения с диаметром , где S_м - площадь сечения ми­деля, данного фюзеляжа.

В расчетной схеме фюзеляжа выделяют носовую, цилиндрическую и кормовую части (рис. 1б). Каждая из частей характеризуется длиной (l_нос, l_цил , l_корм) и удлинением (λ_нос= l_нос/d_м , λ_цил= l_цил/d_м , λ_корм= l_корм/d_м).

Общая длина и удлинение корпуса определяются по формулам:

L_ф=l_нос+ l_цил + l_корм, λ_ф= L_ф/d_м= λ_нос+ λ_цил+ λ_корм.

Носовая часть характеризуется также формой образующей меридио­нального сечения, видом сопряжения с цилиндрической частью, углом при вершине β₀, объемом W_нос, а хвостовая - формой образующей, диаметром донного среза d_дон, и относительной площадью S_дон= (d_дон/ d_м)² или сужением кормы η_корм= d_дон/ d_м .

В носовой части фюзеляжа может располагаться воздухозаборник с входным диаметром d_вх и относительной площадью S_вх =(d_вх/ d_м) ² или сужением η_вх= d_вх/ d_м .

Дла расчета сопротивления трения фюзеляжа нужно знать отношение площади боковой (смоченной) поверхности к площади миделя:

F_бок/S_мид=2[2 λ_ф - λ_нос(1- η_вх) - λ_корм(1 - η_корм )].

Аналогично определяются ГХ гондол и подвесных баков.